飞行原理知识要点.doc

第一章 飞机和大气的一般介绍1、 机翼的剖面参数：翼弦：翼型前沿到后沿的连线。厚度：上翼面到下翼面的距离；最大厚度；最大厚度位置：最大厚度到翼型前沿的距离与弦长的比值，用百分比表示；相对厚度：（厚弦比）翼型最大厚度与弦长的比值，用百分比表示。中弧线：与翼型上下表面相切的一系列元的圆心的连线（中弧线到上下翼面的距离相等），对称翼面中弧线与翼弦重合。弧高：中弧线与翼弦的垂直距离；相对弯度：最大弧高与翼弦的比值，用百分比表示。2、机翼的平面形状参数：平直机翼有极好的低速特性，便于制造；椭圆形机翼的阻力最小，但是难以制造，成本高；梯形机翼结合律矩形机翼和椭圆机翼的优缺点，具有适中的升阻特性和较好的低速性能，制造成本也较低；后掠翼和三角翼有很好的高速性能，主要用于高亚音速飞机和超音速飞机，低速性能较差翼展：机翼翼尖之间的距离；展弦比：机翼翼展与平均弦长的比值（表示机翼平面形状长短和宽窄的程度）；梢根比：机翼翼尖弦长玉机翼翼根弦长的比值（表示翼尖道翼根的收缩度）；后掠角：机翼1/4弦线玉机身纵轴垂直线之间的夹角（表示机翼的平面形状向后倾斜的程度）第二节大 气的一般介绍空气密度减小对飞行的影响：真空速不断增大、发动机效率降低空气压力降低的线性变化规律：高度上升8.25（27ft）米气压降低1hPa；高度上升1000ft气压降低1inHg；高度上升11米气压降低1mmHg空气温度降低的线性变化规律：高度上升1000米温度下降6.5高度上升1000ft温度降低2湿度越大，空气的密度越小（水蒸气是干空气重量的62%）；相对湿度，露点（反映空气中水汽含量的多少，假如空气中水汽含量多，温度降低很少相对较高的温度就可以达到饱和，露点就高），气温露点差：就是实际气温与露点的差值，反映空气的潮湿程度中低空高度每升高1000米真空速比表速约大5%；气温升高5速度增大1%第二章 低速空气动力学第一节 低速空气动力学基础1、 飞机的相对气流：相对于飞机运动的空气流，方向与飞行速度方向相反。2、 迎角：相对气流方向与翼弦之间的夹角，用表示。相对气流指向翼弦下方为正迎角，相对气流指向翼弦上方为负迎角，相对气流方向与翼弦平行为零迎角。判断迎角大小的方法3、 连续性定理：空气稳定连续地在一流管中流动时，流管收缩，流速增大；流管扩张，流速减慢，即流速大小与流管截面积成反比。4、 伯努利定理：稳定气流中，在同一流管的任意截面上空气的动压和静压之和保持不变。流速大动压大则静压小；流速小动压大则静压小；流速为零时静压与总压相等。第二节 升力和升力特性1、 升力的概念：相对气流流过飞机，就会产生作用于飞机的空气动力，飞机各部分所产生的空气动力的总和叫做飞机的总空气动力（由于相对气流下洗，总空气动力的方向一般是向上并向后倾斜的）根据其所起的作用进行分解：垂直于飞行速度方向的分力叫升力，用于克服重力支托飞机在空中飞行；平行于飞行速度方向向后的分力叫阻力。2、 升力的产生原理：空气流到机翼前缘，分成上下两股分别沿机翼上下表面流过，机翼上表面由于正迎角和翼面外凸的影响，流管受挤压收缩，气流流速增大，压力降低；机翼下表面气流受阻，流管扩张，流速减慢，压力增大。机翼上下表面出现压力差，在垂直于相对气流方向上的总压力差就是机翼的升力。然后气流在机翼的后缘回合向后流去。3、 压力沿翼弦方向的分布：矢量表示法-利用箭头的长短和方向表示；坐标表示法-沿翼弦方向压力系数的分布情况：机翼升力的产生主要是靠机翼上表面吸力的作用（60%80%），尤其是上翼面前段，而不是靠下翼面正压力的作用（20%40）4、 升力公式：L=CL12v2S，由公式分析升力的影响因素：CL飞机的升力系数，综合表达机翼形状（剖面形状）、迎角对飞机升力的影响。1/2pv2，动气运动动压，升力与动压成正比。S机翼面积，机翼在速度所在平面内投影面积，升力与面积成正比。-产生相同的升力，升力系数越大，所需的速度越小，则所需的跑道越短，起飞和着陆越安全。5、 升力特性：指飞机的升力系数的变化。-升力系数曲线，升力系数随迎角的变化规律曲线（在中小迎角范围内，升力系数随迎角的增大呈线性增大；较大迎角范围内，迎角增大升力系数增大的趋势减缓；迎角达到临界迎角，升力系数达到最大；超过临界迎角，迎角增大升力系数降低）6、 升力特性参数：零升迎角，升力等于0时而迎角；升力曲线斜率：升力增量与迎角增量的比值（小于临界迎角，斜率大于零，中小迎角时大，大迎角范围内逐渐减小；临界迎角时等于0；大于临界迎角时，斜率小于零）；临界迎角：升力系数曲线最高点对应的迎角；最大升力系数：升力系数曲线最高点对应的升力系数。第二节 附面层相关知识1、 附面层的形成：由于物体表面不是绝对光滑的，且对空气分子有吸附作用，紧贴物体表面的一层气流受阻滞和吸附，气流相对物面的速度为零，又因为空气的粘性，影响其外层的气流速度减小，这样一层层的影响下去，就出现了气流速度沿物体表面法线方向逐渐增大的薄层-附面层（紧贴物体表面气流速度从物面速度为零处逐渐增大到99%主流速度的很薄的空气流动层）2、 附面层的特点：附面层内沿物面法线方向压强不变且等于法线主流压强；附面层的厚度随气流流经物面距离的增长而增厚（厚度:物面沿法向到附面层边界的距离）-因为紧贴附面层的空气不断受到附面层内空气粘性的影响逐渐减速变为附面层内的气流。3、 附面层的类型：层流附面层，气体微团沿法向分层流动互不混淆没有明显的上下乱动现象；紊流附面层：气体微团沿物面流动，同时沿法向上下乱动，各层强烈混合的现象。层流和紊流之间的过渡区称为转捩点。转捩的内因是层流本身的不稳定；外因是物面的扰动作用4、 压强梯度：主流沿流动方向压强变化即存在压强梯度。顺压梯度：沿流动方向，气流后部的压强大于前部压强；逆压梯度：沿流动方向，气流后部的压强小于前部压强；5、 附面层的分离：附面层内气流发生倒流，脱离物体表面，形成大量旋涡的现象。分离点：气流开始脱离物体表面的点。分离内因是空气粘性；外因是物面弯曲出现的逆压梯度。顺压梯度段：在顺压使气流加速的作用大于粘性使空气减速的作用，气流加速流动；逆压梯度段，气流在逆压和空气粘性的双重作用下减速，流速减慢压强增大逆压梯度更强，底层气流在逆压梯度作用下发生倒流，倒流而上的气流与顺流而下的气流相遇后，使附面层气流拱起脱离物体表面，被主流卷走形成旋涡，产生气流分离。第三节 阻力和阻力特性1、 摩擦阻力：飞机飞行中带动空气流动，空气对其则有发作用力，这个反作用力即为摩擦力。影响因素，附面层类型（紊流层的摩擦力越大）；空气与飞机的接触面积（越大越大）；飞机表面状况（越粗糙越大）2、 压差阻力：由于物体前后的压力差而产生的阻力。气流在机翼后缘产生气流分离，附面层分离后，涡流区的压强相对于机翼前压强降低。3、 干扰阻力：以机身和机翼结合部为例，其他地方同样的道理。本来气流沿机身流过，但是在安装机翼位置外凸，气流受干扰流管收缩流速加快压强降低；流过结合部飞机表面又向内弯曲流管扩张流速减慢压强增加；结合部逆压梯度增大气流分离前移涡流区扩大，产生了额外的阻力。4、 诱导阻力：由于气流下洗，垂直于下洗流的实际升力向后倾斜，该力在垂直与速度方向的分力起着升力的作用；平行于速度方向的分力向后阻碍飞机前进即为诱导阻力。影响因素，机翼形状（平面形状）-椭圆翼的诱导阻力最小；展弦比-越大减弱翼尖涡减小气流下洗从而减小诱导阻力；升力越大分力越大诱导阻力越大；与飞行速度-的平方成反比。1）翼尖涡的形成：上翼面压强低下翼面压强高，气流从下翼面（翼根向翼尖倾斜）绕过翼尖流向上翼面（翼尖向翼根倾斜），流到机翼后缘汇合，由于流向不同而形成旋涡并向后流去-形成翼尖涡（左翼尖顺时针右翼尖逆时针）2）旋涡在机翼剖面会诱起垂直于相对气流方向向下的诱导速度（下洗速度）-气流下洗改变了翼型的气流方向，使流过翼型的气流向下倾斜，这个向下倾斜的气流称为下洗流。下洗流与相对气流之间的夹角称为下洗角。翼弦与下洗流之间的夹角为有效迎角。5、 总阻力：总阻力包括废阻力（摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力）和诱导阻力。废阻力曲线；诱导阻力曲线；总阻力曲线6、 阻力特性：主要指阻力系数的变化特性，阻力系数表示飞机的迎角，机翼形状和机翼表面质量对飞机阻力的影响。阻力系数曲线：阻力系数随迎角的增大而增大（中小迎角时飞机的阻力主要是摩擦阻力迎角对其影响小阻力系数增加缓慢；较大迎角时飞机的阻力主要是压差阻力和诱导阻力，迎角对其影响大，迎角增大阻力系数增加较快；接近或超过零剪迎角时涡流区扩大压差阻力急剧增大）第四节 升阻比特性1、 升阻比：相同迎角下，升力系数与阻力系数的比值。与空气密度、飞行速度、机翼面积的大小无关，只与迎角的变化有关。2、 升阻比曲线：升阻比随迎角变化的规律，升阻比存在一个最大值，对应的迎角为最小阻力迎角（有利迎角）3、 性质角：飞机总空气动力与升力之间的夹角。性质角越小总空气动力向后倾斜越少升阻比越大。4、 极曲线：综合表示飞机的升力系数、阻力系数、升阻比随迎角变化的一条曲线。横坐标为阻力系数，纵坐标为升力系数，曲线上的每一点代表一个与坐标对应的迎角。曲线最高点对应的是临界迎角和最大升力系数；从原点向曲线引切线切点对应最小阻力迎角和最大升阻比。第三章 低速空气动力学第一节 地面效应：飞机在起飞和着陆贴近地面时，由于流过飞机的气流受地面的影响，使飞机的空气动力和力矩发生变化，这种效应称为地面效应。 升力系数增大，升力增大。贴近地面，流经机翼下表面的气流受到地面阻滞，流速减慢，压强增大（气垫现象）；而且由于地面阻滞原来从下翼面流过的气流改道从上翼面流过，上翼面前段的气流加速，压强降低，上下翼面的压强差增大，升力系数增大 由于地面作用，气流下洗减弱，下洗角减小，诱导阻力减小，飞机阻力系数减小。 下洗角减小水平尾翼的负迎角减小，负升力减小，飞机下俯力矩增大 实现表明，飞机距地面在一个翼展高度范围内，地面效应对飞机有影响，距地面越近地面效应越强。-飞机进出地面效应区时的反应特征？第二节 增升装置的增升原理 增升装置：用来增大最大升力系数的装置。 前缘缝翼：位于机翼前缘，打开一条缝隙下翼面的高压气流从缝隙穿过贴近上翼面流动，补充上翼面气流动能降低逆压梯度延缓机翼气流分离，增大升力系数和临界迎角；但是减小了上下翼面的压强差同时也会减小升力系数。所以在小速度大迎角上翼面气流分离严重时打开前缘缝翼起到增大升力系数作用。迎角较小时气流分离很弱打开反而会降低升力系数。后缘襟翼：分裂襟翼（从机翼后段下表面向下偏转而分裂出的翼面，在机翼个襟翼的楔形区域形成涡流压强降低吸引上翼面气流使其流速加快，上下翼面压力差增大即增大了升力系数，同时延缓气流分离；放下襟翼使机翼弯度增大使上下翼面的压强差增大升力系数增大，但是同时使得上翼面最低压强点压强更低气流分离提前临界迎角减小）-可增大75%85%；简单襟翼（增加机翼弯度，上下翼面的压差增大升力系数增大-同时诱导阻力增大，后缘涡流区扩大压差阻力也增大，总的阻力增大百分比大于升力增大百分比，所以升力系数和阻力系数均增大但是升阻比降低；还会导致临界迎角降低）；开缝襟翼（简单襟翼的基础上开缝，下翼面高压气流通过缝隙流到上翼面后缘，上翼面后缘气流动能增加流速加快，延缓气流分离提高升力系数；弯度增大，上下压力差增大升力系数增大，而且临界迎角降低不多）-可增大85%95%；后退襟翼（下偏的同时向后滑动，增大机翼弯度，同时还增大了机翼面积，增升效果好且临界迎角降低较少）；后退开缝襟翼（结合了开缝襟翼和后退襟翼的增升效果）-两种形式：查格襟翼（后退较少，面积增加少，可增大110%115%）；富勒襟翼（后退量和机翼面积增加量较多，可增大110%140%）。起飞时，襟翼偏角小，阻力系数增加少，而升力系数却增加很多，升阻比增大，有利于缩短起飞滑跑距离和优化爬升性能；着陆时，襟翼放下角度大，阻力系数和升力系数都提高较多，有利于缩短着陆滑跑距离。前缘襟翼：大迎角飞行，放下前缘襟翼，可以减小前缘与相对气流之间的夹角，使气流平顺地沿上翼面流动，延缓上表面气流分离；另一方面增大翼型弯度。使得最大升力系数和临界迎角得到增大。（克鲁格襟翼（前缘分裂）既可增大翼型弯度和机翼面积，又可改善前缘绕流）增升原理总结：一是增大翼型弯度，增大机翼上下翼面的压强差，从而增大升力系数-缺点；延缓上翼面的气流分离，提高临界迎角和最大升力系数-小迎角时气流本身分离不严重，在大迎角时发挥作用；增大机翼面积，从而增大升力系数。第三节 螺旋桨的空气动力螺旋桨的作用：把发动机传给桨轴的功率转变为拉飞机前进的功率1、螺旋桨的拉力和旋转阻力 1） 螺旋桨主要组成：桨叶（椭圆形、矩形和马刀形）、桨毂、桨叶变距机构。螺旋桨的直径（半径）：桨尖所画圆的直径（半径）；剖面半径：螺旋桨轴线至某一剖面的距离；相对半径：剖面半径与螺旋桨半径的比值。桨弦（桨叶宽度）：桨叶剖面前缘与后缘的连线。旋转面：桨叶旋转时所画的平面，与桨轴垂直。桨叶角：桨叶与旋转面之间的夹角（定矩螺旋桨-桨叶角不能改变；变距螺旋桨-桨叶角可以改变（桨叶角增大叫变大距或变高距；桨叶角减小叫变小距或变低距）；入流角：合速度与旋转面之间的夹角（入流角越大和速度的方向偏离旋转面越多）；桨叶迎角：桨叶剖面相对气流方向与桨弦之间的夹角； 2）螺旋桨的运动：螺旋桨一面旋转，一面前进，桨叶上的每一点的运动轨迹都是一条螺旋线。前进速度：飞机的飞行速度；切向速度：旋转而产生的圆周速度（大小取决于螺旋桨的转速和剖面的半径）飞行速度和转速一定时，桨叶迎角随桨叶角的增大而增大，随桨叶角的减小而减小；桨叶角和转速不变的情况下，桨叶迎角随飞行速度增大而减小，飞行速度增大到一定程度，桨叶迎角可能减小到零，甚至变为负值；在桨叶角和飞行速度一定的情况下，桨叶角随转速增大而增大，随转速减小而减小；（随着剖面半径的增大，旋转相同角速度对应的线速度增大，即从桨根到桨尖，转速增大，桨叶迎角不断增大-为了使桨叶各部分受力均匀，保持各剖面的桨叶迎角基本相等，常把桨叶进行集合扭转，用减小桨叶角的方法来减小桨叶迎角：从桨根到桨尖桨叶角逐渐减小）螺旋桨与翼型产生空气动力的原理一样，在叶素上产生空气动力，先将该空气动力分解为垂直于和速度方向和平行于和速度的分力；再将各分力分解垂直于桨轴方向的力和平行于桨轴方向的力，这两个分力分别是螺旋桨的旋转阻力和螺旋桨拉力。 这两个分力的大小不仅取决于总空气动力的大小（取决于桨叶迎角和桨叶切面和速度的大小），还取决于总空气动力的方向（取决于合速度的方向和性质角的大小） 3）螺旋桨的拉力：与桨轴平行拉螺旋桨前进的力。 4）螺旋桨的旋转阻力：与桨轴垂直，阻碍螺旋桨旋转运动的力。对桨轴形成阻转力矩（由变距杆控制，前推变距杆减小桨叶角桨叶迎角减小旋转阻力矩减小转速加快）；发动机曲轴发出的带动力形成旋转力矩（通过加减油门来控制，加油门旋转力矩增大减油门旋转力矩减小）：旋转力矩小于阻转力矩螺旋桨转速降低，旋转力矩大于阻转力矩螺旋桨转速增加，旋转力矩等于阻转力矩螺旋桨转速不变。2、 螺旋桨拉力在飞行中的变化1）变距机构（人工/自动）：变距杆（调速器）前推，桨叶角减小，桨叶迎角减小，阻转力矩减小，螺旋桨转速加快，发动机的有效功率增大，螺旋桨的拉力增大；后拉变距杆，桨叶角增大，桨叶迎角增大，阻转力矩增大，螺旋桨转速减慢。 2、油门杆：油门加大，发动机扭转力矩增大，转速增高，相对气流方向改变，更靠近旋转面，总空气动力的方向也越靠近桨轴，而且使桨叶迎角增大总的空气动力增大，在平行于桨轴方向拉力增大；油门减小，转速降低（相反）；油门不变，转速基本不变。2）飞行速度：随着飞行速度增大，螺旋桨拉力逐渐减小。第一，需要消耗拉力来提供加速度从而增加速度，消耗掉越多剩余的拉力就越少；第二，飞行速度增大，合速度方向改变，更加偏离旋转面，总空气动力的方向更加偏离桨轴，在平行桨轴方向的分力拉力就越小；同时和速度方向偏离旋转面会使桨叶迎角减小总空气动力减小（阻力也减小，转速会加快，变距机构会变大距来平衡）3）飞行高度：高度升高，空气密度减小，发动机有效功率减小，转速下降，相对气流方向改变更加偏离旋转面，空气动力更加偏离桨轴方向，而且使桨叶迎角减小，总空气动力减小，分力拉力减小。高度降低则相反（增压式发动机，在额定高度（更高）以下发动机效率不变拉力不变，额定高度以上发动机拉力不断减小）4）气温：气温升高，空气密度减小，发动机有效功率减小，转速下降，相对气流方向改变更加偏离旋转面，空气动力更加偏离桨轴方向，而且使桨叶迎角减小，总空气动力减小，分力拉力减小。气温降低则相反5）螺旋桨的负拉力：（阻碍飞机前进的力）第一，飞行速度过大，油门比较小时，产生负拉力；第二，飞行速度正常，而油门过小时，产生负拉力；第三，发动机空中停车时产生负拉力。3、 螺旋桨的有效功率和效率1）螺旋桨的有效功率：每秒钟内螺旋桨对飞机所做的功（拉力与其拉着飞机前进的距离的乘积）的多少就是螺旋桨的有效功率。2）螺旋桨的效率：螺旋桨的有效功率与发动机的有效功率的比值。效率的高表明发动机有效功率损失少，螺旋桨工作性能好。4、 螺旋桨的副作用1）螺旋桨的进动：飞行中高速旋转的螺旋桨，当收到改变桨轴方向的操纵力矩作用时，螺旋桨绕操纵力矩方向平行的轴转动，而是还要绕着另一个轴偏转，这种现象叫螺旋桨的进动。 2）螺旋桨的反作用力矩：螺旋桨转动扰动空气沿其旋转方向转动，空气对螺旋桨有个反作用力矩，该反作用力矩传递给发动机和飞机，迫使飞机想螺旋桨转动的反方向滚转倾斜。3）螺旋桨滑流扭转作用：受螺旋桨搅动作用向后加速和顺着螺旋桨旋转方向流动的气流，主要是上层滑流作用于机身尾部和垂直尾翼的左方，产生侧向的空气动力，使机头偏转， 4）螺旋桨因子（P-factor）：低速答应叫飞行时，旋转平面倾斜更厉害，下行桨叶的速度更大，产生的拉力更大，上行桨叶的速度小，产生的拉力减小，两桨叶的拉力差产生偏转力矩，使机头向左偏转。第四章 飞机的平衡、稳定性和操纵性第一节 飞机的平衡（所有作用在飞机上的外力与外力矩之和为零的飞行状态，称为平衡状态）包括作用力平衡和力矩（作用力不通过重心时就会产生绕重心转动的力矩）平衡机体轴系，以飞机的重心为轴系原点，轴系按右手法则组成。包括横轴，纵轴，立轴。重心：飞机重力（各部件、燃料、乘员、货物等重力的合力）的着力点。重心位置：常用重心在平均空气动力弦(假想的面积、空气动力及俯仰力矩等特性都与原机翼相同的矩形翼的翼弦)/标准平均弦（几何平均弦，等于机翼面积与翼展的比值）上的投影到该线前端的距离占该弦的百分比来表示，CG=(XG/BA)*100%。如15%MAC/SMC飞机的空中运动：总可分解为飞机各部分随飞机重心一起的移动（位移）和飞机各部分绕飞机重心的转动（飞机本身姿态的改变）。1）飞机的俯仰平衡（对于横轴）：作用于飞机的各俯仰力矩之和为零。不绕横轴转动，迎角保持不变。机翼产生的俯仰力矩，取决于升力系数和压力中心到重心的距离，一般下俯力矩；水平尾翼产生的俯仰力矩，取决于机翼迎角、升降舵偏角、流向水平尾翼的气流速度，一般上仰力矩。 2）飞机的方向平衡（对于立轴）：作用于飞机的各偏转力矩之和为零，不绕立轴转动，侧滑角不变或侧滑角为零。两机翼阻力不对称对重心形成的力矩；垂直尾翼侧力（侧滑、滑流扭转、偏转方向舵时产生）对重心形成的力矩；两边发动机拉力对重心形成的力矩。3）飞机的横侧平衡（对于纵轴）：作用于飞机的各滚转力矩之和为零，不绕纵轴滚转，坡度不变或坡度为零。两翼升力对重心形成的力矩；螺旋桨发作用力矩影响因素俯仰平衡加减油门，需要综合判断力矩作用结果；收放襟翼，（放襟翼升力增大压力中心后翼下俯力矩增大，气流下洗增强平尾负迎角增大上仰力矩增大）根据收放襟翼的角度类型等综合判断哪个增量更大；收放起落架，放下起落架重心前移下俯力矩增强，机轮和减震支柱产生的阻力形成下俯力矩，收上起落架重心后移上仰力矩增强；重心前移下俯力矩增大飞机下俯（阻力增大巡航经济性差，飞机更容易失速，失速以后也容易改出）方向平衡机翼变形阻力不一致；两边发动机拉力不一致；油门改变螺旋桨滑流增强横侧平衡机翼升力不一致；油门改变螺旋桨发作用力矩改变，重心左右移动第二节 飞机的稳定性 稳定性：飞行中飞机受扰动偏离平衡状态以后，自动恢复到原来平衡状态的特性。要同时具备稳定力矩和阻尼力矩的作用：稳定力矩（静稳定性）作用力矩使飞机恢复到原来平衡状态的趋势-正静稳定性、负静稳定性、中立静稳定性；阻尼力矩（动稳定性）：作用力矩使振荡的振幅减小回到原平衡状态-正动稳定性、负动稳定性、中立动稳定性1）飞机的俯仰稳定性（纵向稳定性）：飞机受扰动迎角变化，扰动消失以后飞机自动恢复原迎角的特性。俯仰稳定力矩：主要由水平尾翼产生-和机身、机翼等各部分产生的附加升力的总和就是飞机的附加升力，着力点是焦点；（重心位于焦点之前：附加升力产生俯仰稳定力矩（迎角增大时产生下俯力矩）-一般由于平尾附加升力臂较长，使总附加升力作用点后移，焦点在重心之后；重心位于焦点之后：附加升力产生不稳定力矩（迎角增大时产生上仰力矩）；重心位于焦点处：附加升力产生的俯仰力矩为0，中立不稳定）。俯仰阻尼力矩：主要由水平尾翼产生，机翼和机身等部件产生的阻尼力矩较小，后掠翼的作用稍大些。飞机俯仰转动时重心前后机体产生法向速度，与飞行速度叠加，改变了相对气流方向而导致各部分当地迎角改变：上仰时重心前当地迎角减小向下的附加力，重心后当地迎角增大向上的附加力；下俯时反之。法向力增量对重心形成阻滞飞机转动的力矩。 2）飞机的方向稳定性：飞机受扰动方向变化，扰动消失后飞机自动恢复原方向的特性。方向稳定力矩：飞机侧滑时主要由垂直尾翼产生（侧滑是气流从侧滑一侧吹来，垂尾产生反方向的空气动力，对重心形成力矩使机头向侧滑一侧偏转从而消除侧滑。后掠垂尾可增长力臂增强方向稳定性）；后掠角（侧滑前翼有效分速大阻力大；后翼分速小阻力小，阻力差形成方向稳定力矩）；上反角（侧滑前翼迎角大阻力大后翼应较小阻力小阻力差形成方向稳力矩）背鳍腹鳍（起到增大垂尾面积的作用）。方向阻尼力矩：飞机偏转时主要由垂直尾翼产生（机头偏转垂尾相反方向偏转，侧向速度与飞行速度叠加改变相对气流方向，侧滑角变化，产生与尾翼相反的侧向空气动力阻碍转动） 3）飞机的横侧稳定性：飞机受扰动横滚变化，扰动消失后飞机自动恢复原横滚的特性。横侧稳定力矩：主要由侧滑中机翼的上反角（前翼迎角大升力大，后翼应较小升力小-下反角产生不稳定力矩）和后掠角（前翼有效分速大升力大，后翼有效分速小升力小）产生；垂尾侧力着力点在中心上方也形成横侧稳定力矩。-（上单翼飞机，侧滑前翼下表面气流受阻压力增大升力增大形成横侧稳定力矩；下单翼飞机，侧滑前翼的上表面气流受阻压力增大升力减小形成横侧不稳定力矩；中单翼飞机，上下表面都受挤压横侧稳定性影响不大）。横侧阻尼力矩：主要由机翼产生（滚转下沉机翼一侧引起向上气流与飞行速度叠加，改变相对气流方向，迎角增大产生正的附加升力；上仰一侧机翼迎角减小产生负的附加升力，两机翼升力差形成横侧阻尼力矩）4）飞机的侧向稳定性：飞机的方向稳定性与横侧稳定性相互联系不能单独存在而相互耦合。方向稳定性和横侧稳定性的总和叫侧向稳定性。不仅需要同时具有方向稳定性和横侧稳定性，而且其内部两种稳定性之间还需要配合恰当。横侧稳定性过强，方向稳定性过弱，就会产生明显的飘摆现象（荷兰滚）。方向稳定性过强，横侧稳定性过弱，就会产生缓慢的螺旋下降（螺旋不稳定）。影响飞机稳定性的因素：俯仰稳定性方向稳定性横侧稳定性重心位置的前后变动（越靠前，重心到焦点的距离越远，俯仰稳定力矩增大，稳定性越强）越靠前，俯仰稳定性增强越靠前，方向稳定性增强，但不明显不影响横侧稳定性速度变化（阻尼力矩与速度的一次方成正比，速度越大阻尼力矩越大，摆动消失快，恢复原平衡状态迅速）速度越大，稳定性越强；速度越大，稳定性越强；速度越大，稳定性越强；高度变化（高度升高阻尼力矩减小，摆动时间增长）高度升高，稳定性减弱高度升高，稳定性减弱高度升高，稳定性减弱大迎角飞行（倾斜一侧机翼的迎角增大超过临界迎角升力系数迅速减小，升力减小；另一侧迎角减小，小于临界迎角升力系数也减小但升力较大）可能失去横侧稳定性第三节 飞机的操纵性 操纵性：飞机在飞行员操纵各操纵面后改变其飞行状态的特性。动作简单省力飞机反应快操纵性好；动作复杂笨重飞机反应慢操纵性不好；没反应或者反应错误则飞机不能操纵。-主要研究飞行状态与杆舵行程和杆舵力大小的关系，飞机反应快慢及影响因素。 1）飞机的俯仰操纵性：飞行员操纵驾驶盘偏转升降舵后，飞机绕横轴转动而改变其迎角等飞行状态的特性。平直飞行中改变迎角的基本原理：俯仰操纵力矩=俯仰稳定力矩，杆位对应升降舵偏角对应迎角，对应平飞速度曲线飞行中改变迎角的基本原理：俯仰操纵力矩=俯仰稳定力矩+俯仰阻尼力矩，操纵力矩一部分与稳定力矩平衡保持迎角，一部分与阻尼力矩平衡保持飞机绕横轴做等角速度转动，所以同样的杆位对应的迎角较小，同样迎角拉杆量要增大。驾驶杆力：杆力的产生：推拉杆，升降舵产生偏转角度增大，升降舵上就会产生相反的力形成铰链力矩使升降舵偏角减小回中，为了保持升降舵偏转角飞行员必须施加杆力以平衡铰链力矩作用。（升降舵偏转角越大，气流动压空速越大，升降舵上的空气动力越大，铰链力矩越大，杆力越大）调整片的作用：减小或消除杆力。铰链于操作面后缘，与操纵面偏转方向相反，产生与操纵面相反的抵消铰链力或力矩，从而减小杆力。一般用配平轮控制，配平轮与杆的操纵方向相同，但是调整片与操纵面的偏转方向相反。2）飞机的方向操纵性：飞行员操纵方向舵后，飞机绕立轴偏转而改变其侧滑角等飞翔状态的特性。蹬舵改变侧滑角的原理：飞行员蹬舵方向舵向相应的方向偏转，垂尾上产生相反方向的侧力，对重心形成方向操纵力矩，使机头偏转。出现侧滑，机身和垂尾等部件产生方向稳定力矩阻止侧滑角的扩大。方向操纵力矩=方向稳定力矩，保持侧滑角不变飞行，每个脚蹬位置对应一个侧滑角。方向舵偏转角越大，气流动压越大，蹬舵力越大。3）飞机的横侧操纵性：飞行员操纵副翼，飞机绕纵轴滚转而改变其滚转角速度、坡度等飞行状态的特性。向左压驾驶盘，左机翼上偏升力减小，有机翼下偏升力增大，两机翼升力差形成横侧操纵力矩使飞机向左滚转从而带坡度。因滚转角速度而产生横侧阻尼力矩，制止飞机做滚。飞机无侧滑时就没有横侧稳定力矩。横侧操纵力矩=横侧阻尼力矩，飞机保持稳定的角速度滚转。驾驶盘左右转动的每个位置，都对应着一个稳定的滚转角速度（而不是坡度），驾驶盘转动角度越大，滚转的角速度就越大。所以要保持一定的坡度，就必须在接近预定坡度是将盘会到中立位，消除横侧操纵力矩，在阻尼力矩阻止下逐渐消除滚转角速度。4）飞机的侧向操纵性：飞机的方向操纵性和横侧操纵性相互耦合，（分开讲解是为了分析问题方便，实际飞行中同时出现不会独立开来）两种操纵性的总和即为侧向操纵性。-只蹬舵或者只压盘，都能造成飞机同时偏转和滚转-大迎角飞行时横侧稳定性变差，可以通过蹬舵来改变或修正飞机的坡度；飞行中方向舵或副翼其中任意一个失去效用，任然可以操纵飞机转弯。影响飞机操纵性的因素：俯仰操纵性方向操纵性横侧操纵性重心移动前移，所需升降舵上偏角增大下偏角减小，所需拉杆力增大推杆力减小；重心位置左右移动，靠左增加左滚力矩要向右压盘飞行速度（速度大反应快操纵性好）速度大同样舵偏角产生的操作力矩大，角速度大，达到所需迎角快速度大同样舵偏角产生的操作力矩大，角速度大，达到所需侧滑角快速度大同样副翼偏转产生的操作力矩大，角速度大，达到所需坡度快飞行高度（杆舵变轻，反应迟缓）高度升高，空气密度减小，动压减小，杆舵力变轻；但空气动力变差操纵力矩减小，所需杆舵行程增加，达到所需状态时间慢迎角大迎角时会出现横侧法操纵现象重心前移，机翼升力力臂增长所形成的下俯力矩增加较多，必须拉杆操纵升降舵上偏产生操纵力矩与之平衡。增大同样的迎角所需升降舵偏角增大，重心前移过多，即使把驾驶杆拉到底，偏转角达到极限，迎角也不能增加到所需的迎角，因此规定重心的前限：着陆时，把飞机拉成接地迎角（升降舵偏角最大：接地所需迎角大升降舵偏角大，地面效应作用气流下洗减弱平尾负迎角减小负升力减小上仰力矩减小下俯力矩增大相同迎角所需的升降舵偏转角增大）升降舵偏转角不超过最大偏角的90%为准确定的；前三点飞机，起飞时升降舵偏角应能保证在规定的速度时抬起前轮；着陆进场时，杆力不超过规定值。重心后移，接近飞机焦点，附加升力产生的俯仰稳定力矩很小，飞机过于灵敏，不宜掌握操纵分量；重心移到焦点之后，飞机失去俯仰稳定性。所以规定重心的后限：在飞机焦点之前留有一定的安全裕量（小型运输机（3%4%）bcax，大型运输机10%bcax以上）飞机的有利重心范围：在前后限范围内重心过于靠前，使平飞所需升降舵偏角过大飞机废阻力增大影响飞行性能，拉杆力过大；过于靠后，杆力太小不便操纵。从而限制更小的重心范围。（例如，某飞机前限16%，后限32%，有利范围25%28%）第5章 平飞、上升、下降第1节 平飞平飞：飞机做等高、等速的直线飞行。平飞时的作用力：L=W; P=D 1）平飞所需速度：(分析各影响因：重量、升力系数（迎角、襟翼偏角）、机翼面积、空气密度) 2）平飞所需拉力：平飞中要保持速度不变，拉力等于阻力，为克服阻力所需要的拉力叫平飞所需拉力。平飞所需拉力曲线：随着速度的增大，平飞所需拉力先减小，随后增大。 3）平飞所需功率：平飞所需拉力在单位时间内所做的功就是平飞所需功率。（N平飞=P平飞V平飞）；平飞所需功率曲线：平飞所需功率随平飞速度的变化规律曲线，先减小后增大。 4）平飞剩余拉力：同一速度下，飞机的可用拉力与平飞所需拉力的差值。可用拉力随着速度的增大逐渐减小，所需拉力先减小后增大，所以剩余拉力线增大后减小，最小功率速度处达到最大。 5）平飞剩余功率：同一速度下，飞机的可用功率与平飞需所需功率之差。平飞中发动机油门不变可用功率保持不变，但是由于速度小时功率的利用率低一部分转化为热，所以利用功率较小，随着速度的增大利用率增大，可利用功率不断增大；所需功率先减小后增大，剩余功率先增大后减小，最小阻力速度处达到最大。 6）飞机的平飞性能：平飞最大速度：满油门（不能长时间最大功率状态下工作，额定功率状态下工作）条件下平飞所能达到的稳定飞行速度。Vmax=2P可用满CDS。平飞最小速度：平飞所能保持的最小稳定速度，功率足够时为失速速度，功率不够时由发动机功率限制的最小速度，最小使用平飞速度要比失速速度大。飞行包线：平飞速度范围随飞行高度变化的曲线（随着高度的增高，平飞最小速度增大，平飞最大速度减小，平飞速度范围缩小，理论升限时只能以最小功率速度平飞）；抖杆速度（飞机接近临界迎角气流分离严重飞机出现抖动时的速度）。最小阻力速度：平飞所需拉力最小的飞行速度，VMD。以有利迎角飞行，飞机的升阻比最大，平飞所需拉力最小，有利迎角飞行对应的速度就是最小阻力速度（螺旋桨飞机以VMD平飞航程较长）；最小功率速度：平飞所需功率最小的速度，VMP（螺旋桨飞机以VMP平飞，所需的发动机功率最小，比较省油，航时较长）7）飞机平飞改变速度的原理：（根据平飞的平衡条件和剩余拉力提供加速度的原理）在第一速度范围内，要增大速度，加油门并随着速度的增大相应的向前推杆减小迎角保持升力；减小速度，减小油门并随速度的减小相应的向后带杆增大迎角保持升力。在第二速度范围内，要增大速度，加油门推杆增速，速度增大后所需拉力减小所以还需要收油门；要减小速度，收油门带杆减速，速度减小后还需要加油门。与正常操纵习惯相反而且速度小稳定性和操纵性都差容易失速，误入第二速度范围应加油门推杆增加速度到第一速度范围进行保持。第二节 巡航性能1、 航时：飞机耗尽其可用燃油在空中所能持续飞行的时间。【发动机转速影响耗油率（转速配合相应的进气压力最低）和螺旋桨效率-（额定功率下大速度飞行获得高效率）；飞行速度，以最小功率速度平飞，增大速度燃油消耗率降低螺旋桨效率提高，航时最长的速度称为久航速度-稍大于最小功率速度功率增大不多航时最久；飞行高度，高度增加螺旋桨效率变化不大，发动机燃油消耗率增大，真空速增大所需功率增大，小时燃油消耗量增大平飞航时缩短-高度较低时平飞航程最长-久航高度；飞行重量，商载重增大重量使所需功率增大航时缩短；载油量增大重量使耗油量增加了但是总油量增加航时可能会增长】小时燃油消耗量：飞行一小时发动机所消耗的燃油量，越小则航时越长（等于发动机有效功率（平飞功率（螺旋桨有效功率）除以螺旋桨效率）乘以燃油消耗率）；燃油消耗率：每马力有效功率在1小时里所消耗的燃油量；qh=N平飞sfc2、 航程：飞机耗尽其可用燃油沿预定方向所飞过的水平距离。【飞行重量；发动机转速；螺旋桨效率；飞行速度，最小阻力速度处所需拉力最小，但是sfc/n不是最小，稍大于VMD所需拉力增大不多燃油消耗量减小螺旋桨效率提高sfc/n较小，平飞航程达到最长的速度远航速度；飞行高度，同一指示空速平飞所需拉力不变，高度增高发动机可用功率减小所需，但是由于真速增大所需功率增大，低高度可用功率大于所需功率调整为较低的可用功率则燃油消耗量增大；高高度可用功率小于所需功率需要增大燃油消耗率和量，在可用功率与所需功率相等的高度公里耗油量最小-平飞航程最远的高度称为远航高度；风，顺风飞行地速增大，公里燃油消耗量减小平飞航程远，逆风则相反，顺风飞行时可以适当的减小空速以增大平飞航程，逆风飞行时可以适当增大空速以增大平飞航程】公里燃油消耗量：飞行1公里所消耗的燃油量，越小则飞航程越长。（速度即为飞机飞行1h的距离，所需公里耗油量等于小时耗油量除以速度）qkm=P平飞sfc性能图表：巡航时功率设置、燃油消耗量、平飞真速第二节 上升 飞机沿倾斜向上的轨迹做等速直线的飞行叫上升。1、 上升的作用力：重力与飞行轨迹不垂直-分解为垂直于飞行轨迹和平行于飞行轨迹的分力。升力等于重力垂直于飞行轨迹的分力；拉力等于阻力与重力在平行于飞行轨迹上分力的总和。【飞机升力小于重力，拉力大于阻力】2、 上升性能参数：上升角是飞机上升轨迹与水平面之间的夹角。上升角大说明通过相同的水平距离飞机上升的的高度高飞机的越障能力强。；上升梯度是上升高度与前机的水平距离的比值，是上升角的正切值-剩余拉力越大，重量越轻，上升角和上升梯度越大。；陡升速度：能够获得最大上升角和上升梯度的速度称为陡升速度-满油门以最小功率速度上升，飞机的剩余拉力最大，上升角和上升梯度最大。【影响因素：重量，飞行高度，气温】3、 上升性能参数：上升率单位时间内飞机所上升的高度，上升率越大说明飞机上升到同一高度的时间越短，飞机的上升性能越好。Vy上=V上sin=V上PW=NW （剩余功率越大，飞机重量越轻，飞机的上升率越大）；快升速度，能获得最大上升率的速度-满油门下以最小阻力速度上升，剩余功率最大，上升率最大。【影响因素：飞行重量，飞行高度，气温】升限：（理论升限，高度上升上升率减小，上升率等于零时飞机不能上升，理论升限上只能以最小功率速度平飞；实用升限：螺旋桨飞机最大上升率为100ft/min，喷气飞机最大上升率为500ft/min）-重量增大升限会降低；上升时间，飞机上升到预定高度所需的最短时间，高度增大上升率减小，接近理论升限上升时间趋于无穷大。4、 风对上升性能的影响：风影响地速，水平气流：顺风上升角和上升梯度减小，逆风上升角和上升梯度增大。垂直气流：上升气流上升角和上升率增大，下降上升角和上升率减小。5、 上升性能图表：确定飞机起飞上升到巡航高度所需的时间、燃油量、前进距离等。6、 上升的操纵原理：飞机上升时必须要有剩余拉力，以最小功率速度（剩余拉力最大）为界分为上升第一速度范围和上升第二速度范围。7、 平飞转上升的操纵：（1）油门不变，向后带杆迎角增大升力增大（大于重力）有向上的向心力，飞行轨迹向上弯曲转入上升。重力在速度方向的阻力使飞机速度减小，所需拉力减小，剩余拉力增大而达到与重力分量平衡，以较小的速度稳定上升。（2）迎角不变，加大油门是飞机加速升力增大，提供向上的向心力，飞机转入上升。重力在速度方向的阻力使飞机速度减小，本身阻力增大，当剩余拉力与重力分量平衡时以较大的速度稳定上升。【加大油门到预定位置，同时柔和地向后拉杆，使飞机逐渐进入上升，当接近预定的上升角是适当前推驾驶杆以便使飞机稳定在预定的上升角，必要时调整油门保持预定的速度】8、 上升转平飞的操纵：柔和地前推驾驶杆减小迎角减小升力产生向下的向心力运动轨迹下下弯曲上升角和上升率减小，重力的分离减小剩余拉力增大飞机加速，同时适当的收小油门减小可用拉力，是飞机逐渐的转入平飞，待上升角接近0时，适当的后拉驾驶杆保持平飞。第四节 下降 飞机沿倾斜向下的轨迹做等速直线飞行1、 下降时的作用力：零拉力；正拉力；负拉力【升力小于重力，同迎角的下降速度小于平飞速度】-零拉力时的下降就叫下滑2、 下降性能参数：下降角指飞机的下降轨迹与水平面之间的夹角。下降距离只飞机下降一定高度所前进的水平距离。下滑角tan=sincos=WsinWcos=DL=1K=Hl下 （零拉力下滑时下滑角的大小取决于飞机的升阻比，下滑距离只取决于升阻比和下滑高度。高度一定时升阻比增大下滑角减小下滑距离增长，下滑角和下滑距离不收飞行重量的影响）；滑翔比是飞机下滑距离与下滑高度之比。正拉力：tan=；负拉力：3、 下降性能参数：下降率只飞机在单位时间里下降的高度。零拉力下滑：Vy下=V下sin下（以最小功率速度下滑，可获得最小下滑率）；正拉力时的下降率；负拉力时的下降率4、 下降性能的主要影响因素：飞行重量（重量重下滑速度打下滑率大，零拉力下滑时下滑角和下滑距离不变）；气温（气温升高空气密度减小真空速增大下滑率增大，零拉力下滑角不变，正拉力拉力减小下降角增大）；风（水平风，顺风下降角减小距离增长下降率不变；逆风下降角增大下降距离缩短下降率不变。垂直风，上升气流下降角和下降率都减小下降距离增长，下降气流下降角和下降率都增大，下降距离缩短）5、 飞机下降的操纵原理：以最小阻力速度为界分为两个下降速度范围，第一速度范围内推杆迎角减小升阻比减小下滑角增大拉杆下滑角减小；第二速度范围内推杆下滑角减小拉杆下滑角增大，大迎角小速度稳定性和操纵性变差。6、 平飞转下降：7、 下降转平飞：第六章 盘旋 飞机在水平面内连续转弯不小于360度的飞行。小坡度盘旋（坡度小于20度）；中坡度盘旋（坡度小于2045度）；大坡度盘旋（坡度大于45度）；正常盘旋：盘旋中飞机不带侧滑，飞行高度、速度、盘旋半径等参数均不随时间改变。第一节 盘旋中的作用力盘旋的坡度、高度、速度、半径不变。受理应满足以下条件：高度不变，则升力在垂直方向的分力（升力乘以坡度角的余弦）与重力相等-重力不变，坡度越大，所需的升力越大-升力大小取决于速度和迎角（更容易失速）；盘旋半径不变，则需盘旋速度和升力在水平方向的分力（升力乘以坡度角的正弦）提供向心力不变；速度不变，则拉力与阻力相等-拉力取决于油门位置，阻力由速度和迎角决定。第二节 飞机的载荷因数飞机的载荷：除飞机本身重量以外的其他作用力（发动机推力和气动力）的载荷；载荷与飞机重力的比值为载荷因数。飞机三个方向的载荷因数中，立轴方向的载荷因数起主要作用，所以一般所说的载荷因数都是立轴方向的载荷因数，立轴方向的主要载荷即为升力其他力在纵轴方向的分量很小，所以载荷因数：升力比重力-载荷因数越大，升力比重力大的越多，飞机各部件受力越大-结构强度用飞机可以承受的最大载荷因数（限制载荷因数（最大允许使用载荷因数）和极限载荷因数（限制载荷因数的1.5倍）来限制。飞机应该能够承受限制载荷因数而不会产生危及飞行安全的永久变形；能够承受极限载荷因数至少3s而不被破坏。平飞时，升力等于重力，载荷因数等于1；盘旋时，W=Lcos，载荷因数ny=1cos。盘旋中的载荷因数取决于坡度，坡度越大载荷因数越大，90度时载荷因数趋于无穷大（不可能）第三节 盘旋性能1、 盘旋中的要素参数：盘旋所需速度v=2LCLS=2WCLScos=V0ny （盘旋所需速度，除取决于飞机总量、空气密度、升力系数外，还取决于坡度，载荷因数-盘旋中的载荷因素大于1，盘旋所需速度大于平飞所需速度，盘旋坡度越大，同迎角下盘旋所需速度越大）； 盘旋所需拉力：P=D=CD12v2S=P0ny（高度和迎角均不变的条件下，盘旋所需的拉力是平飞所需拉力的ny倍，盘旋中载荷因数大于1，盘旋所需拉力大于平飞所需拉力，坡度越大，盘旋所需拉力也越大） ； 盘旋所需功率：N=PV=P0nyv0ny=N0ny3 （盘旋所需功率是平飞所需功率的ny3倍，坡度增加盘旋所需功率增加的更多）；盘旋向心力；盘旋半径：r=mv2Lsin=Wgv2Lsin=Lcosgv2Lsin=v2gtan（转弯半径与速度的平方成正比，与坡度成反比）；盘旋时间：T=2rv=2gvtan（盘旋时间与速度成正比，与坡度成反比）；盘旋角速度（转弯率）：=2T=gtanv（转弯率与坡度成正比，与速度成反比）-标准转弯率：3/s，盘旋一周的时间为2min盘旋坡度越大，载荷因数越大，盘旋所需速度、拉力和功率也越大，盘旋半径越小，盘旋时间越短，转弯率越大。2、 盘旋拉力曲线：飞机在一定高度用一定坡度盘旋时，盘旋所需拉力随所需速度变化的曲线。根据平飞所需拉力曲线，及其关系，可以计算出不同坡度盘旋的所需速度和所需拉力。坡度增大，所需升力增大，相同速度下需要增大迎角（由于阻力增大所以所需拉力增大）；同迎角下所需速度增大（临界迎角对应的失速速度增大，可用速度范围缩小，阻力增大所需拉力增大；同一坡度，迎角增大所需速度减小，所需拉力先减后增，最小阻力速度（随着坡度的增大而增大）盘旋所需拉力最小3、 极限盘旋性能：飞机结构强度限制（载荷因数），盘旋坡度不能超过限制载荷因素所对应的坡度；失速边界限制：盘旋的最小速度必须大于该坡度下的抖动